Способ формирования реактивной силы

 

Способ формирования реактивной силы состоит в том, что газодинамический контур подаваемого в камеру основного потока формируют таким образом, что обеспечивают значение числа Маха указанного потока в конце камеры, равное единице, после чего основной поток разгоняют до сверхзвуковой скорости в конце расширяющейся части сопла Лаваля. Геометрию сопловых контуров основного потока формируют с помощью дополнительного потока газа, который образуют из продуктов горения топлива и захваченной пространственно отделенной части основного потока. Изобретение позволит одновременно улучшить габаритные, маневренные и мощностные характеристики воздушно-реактивных двигателей. 8 з. п.ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области реактивной техники и может быть использовано, в частности, для повышения эффективности работы реактивных двигателей (РД) и систем управления летательных аппаратов (ЛА).

Известен аналог предложенного - способ формирования реактивной силы [1] (Курзинер Р.И. Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета. - М.: Машиностроение, 1977, с.115), состоящий в том, что в камеру подают поток воздуха, топлива и/или продуктов его неполного горения, при этом в камере с помощью последовательно размещенных сужающегося и расширяющегося сопловых контуров соответственно Виташинского и Лаваля формируют ядро потока и погранслой, причем геометрию ядра потока формируют таким образом, что обеспечивают значение числа Маха ядра потока в конце камеры (в критическом сечении сопла), равное единице, после чего поток газовых продуктов горения разгоняют до сверхзвуковой скорости в конце расширяющейся части сопла Лаваля, что совпадает с существенными признаками предлагаемого способа. При этом оптимальную геометрию соплового контура формируют с помощью двух твердотельных конструктивных геометрических элементов камеры: насадка, называемого соплом Виташинского, сужающего поток, и соплового насадка, называемого соплом Лаваля [1], расширяющего поток.

С целью обеспечения однозначности понимания предлагаемого способа поясним используемые термины - сопловой контур и сопловой насадок (сопло). Сопловой насадок - это твердотельный элемент, составная часть конструкции ЛА. Им формируется сопловой контур и, как следствие, газодинамическая структура газового (например, воздушного) потока как рабочего тела ВРД внутри этого контура. Форма соплового контура и определяемые ею термодинамические характеристики потока определяют, в конечном итоге, основные характеристики ВРД. В случае безотрывного течения газового потока в сопле ВРД внешняя граница соплового контура принимает форму соплового насадка. Однако при отрыве пристеночного погранслоя от поверхности соплового насадка форма соплового контура, очевидно, не совпадает с формой соплового насадка.

Следует заметить, что величина реактивной силы существенно зависит от геометрии сопловых насадков, для краткости называемых обычно общим термином "сопло Лаваля". Оптимальным (по крайней мере, для традиционных "твердотельных методов" формирования сопловых контуров) является сопло с безотрывным потоком, в котором векторы скоростей всех его линий тока параллельны оси сопла, по меньшей мере, в двух сечениях: в критическом и конечном.

Недостаток аналога [1] - классического сопла Лаваля состоит в неоптимальном интеграле осевых сил давления, приложенных к соплу и определяющих величину его реактивной силы. Дело в том, что наряду с полезным, ускоряющим движение ЛА импульсом тяги, создаваемым реактивной струей РД и приложенным к расширяющейся поверхности сопла Лаваля, существует противоположный ему (тормозящий) импульс сопротивления, приложенный к сужающемуся участку (соплу Виташинского) в конце камеры сгорания, необходимый для дросселирования потока в камере и теплоподвода при максимальном давлении для максимального теплового КПД РД. В результате этого потери полезного импульса на дросселирование достигают для сопла Лаваля существенной величины (более 30%). Повышение эффективности сопла увеличением давления в камере и, соответственно, полезного сечения сопла приводит к повышению весогабаритных и эксплуатационных характеристик РД.

Наиболее близким к предлагаемому техническому решению является способ теплогазодинамического дросселирования сверхзвукового потока до числа Маха, равного единице [2] (Курзинер Р.И. Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета. - М. : Машиностроение, 1977, с.116-117), без твердотельного сопла Виташинского (тем не менее сопловой контур Виташинского здесь все же формируется за счет расширяющегося по длине камеры пристеночного погранслоя), но с твердотельным соплом Лаваля, принятый в качестве прототипа и состоящий в том, что в камеру подают основной поток, состоящий из воздуха, и/или топлива, и/или продуктов его горения, при этом в камере с помощью последовательно размещенных сужающегося и расширяющегося сопловых контуров соответственно Виташинского и Лаваля формируют соответствующий газодинамический контур основного потока на этих соплах, причем геометрию указанного газодинамического контура формируют таким образом, что обеспечивают значение числа Маха указанного потока в конце камеры (в критическом сечении сопла) равное единице, после чего основной поток разгоняют до сверхзвуковой скорости в конце расширяющейся части сопла Лаваля, что совпадает с существенными признаками предлагаемого способа.

Кроме того, геометрию ядра основного потока камеры сгорания постоянного сечения в способе-прототипе [2] формируют с помощью границ пристеночного и свободного погранслоя, куда также может подаваться топливо, следующим образом: после воздухозаборника, неполного торможения гиперзвукового прямоточного воздушного реактивного двигателя (ГПВРД), сверхзвуковой поток воздуха направляют в камеру сгорания, при этом на ее стенках и топливных струях формируется пристеночный и свободный погранслой, толщина которого возрастает в камере постоянного сечения вдоль потока. Сечение ядра газового потока, "зажатого" между границами погранслоев, при этом сужается, как в сопле Виташинского, а скорость ядра сверхзвукового потока уменьшается до скорости звука (М=1) в конце камеры. Температура и давление газового потока при этом увеличиваются за счет подвода тепловой энергии к сверхзвуковому потоку вдоль всей длины камеры до критического сечения с М_к=1.

Затем имеющий звуковую скорость поток продуктов сгорания направляют в сопло Лаваля, вдоль оси которого скорость потока увеличивают до сверхзвуковых величин М>1. В результате сверхзвуковая часть реактивной струи отдает свой импульс соплу Лаваля. Следует, однако, учесть, что в прямоточной камере постоянного сечения достигнутый угол сужения ядра воздушного и газового потока невелик (менее 5 градусов), поэтому торможение скорости до звукового значения требует достаточно протяженной длины камеры сгорания, что повышает весогабаритные характеристики ГПВРД. Кроме того, в камере постоянного сечения способа-прототипа нельзя выделить всю химическую энергию, что приводит к дополнительному ухудшению характеристик ГПВРД, и это является главным недостатком способа-прототипа.

В частности, из-за неполного энергоподвода избыточный коэффициент тяги такого типа ГПВРД оказывается недостаточно высок, что также является существенным недостатком этого способа теплогазодинамического дросселирования в ГПВРД вместо дросселирования соплом Виташинского в ПВРД.

Применительно к реализации в известном способе системы управления следует отметить, что существующая система управления вектором тяги требует привлечения механических систем манипуляции рулями либо иными твердотельными элементами конструкции большой инерционности. Очевидно, инерционность подобных систем имеет следствием ограниченное быстродействие и снижение маневренности ЛА, что одновременно увеличивает вес ЛА и также является недостатком прототипа.

Итак, недостаток способа-прототипа [2] состоит в ухудшении следующих характеристик: - абсолютной величины реактивной силы; - возможного энергоподвода (полезной мощности); - эффективности (коэффициента полезного действия (КПД)); - экономичности; - весогабаритных характеристик; - надежности; - стоимости; - маневренности.

Соответственно, требуемый при реализации устройства технический результат состоит в устранении вышеуказанных недостатков.

Список фигур чертежей.

Фиг. 1. Схема устройства, реализующего предлагаемый способ формирования реактивной силы (по п.1 формулы).

Фиг. 2. Схема устройства, реализующего предлагаемый способ формирования реактивной силы (по п.2, 3, 4 формулы).

Фиг. 3. Схема устройства, реализующего предлагаемый способ формирования реактивной силы (по п.5 формулы).

Фиг. 4. Схема устройства, реализующего предлагаемый способ формирования реактивной силы (по п.6 формулы).

Фиг. 5. Схема устройства, реализующего предлагаемый способ формирования реактивной силы (по п.7 формулы).

Фиг. 6. Схема устройства, реализующего предлагаемый способ формирования реактивной силы (по п.8 формулы).

Фиг. 7. Схема устройства, реализующего предлагаемый способ формирования реактивной силы (по п. 9 формулы).

На фиг. 1-7 использованы следующие условные обозначения составных элементов: 1 - первая камера (1 контур);
2 - вторая камера (2 контур);
3 - внутренняя стенка камеры 2;
4 - внешняя стенка камеры 2;
5 - ядро основного потока газа;
6 - струи основного потока газа;
7 - первичный дополнительный поток газа;
8 - струи вторичного дополнительного потока газа;
9 - газогенератор;
10 - свободный погранслой;
11 - пристеночный погранслой;
12 - сопло Лаваля;
13 - сопловой контур Виташинского;
14 - скачок присоединения;
15 - подслой;
16 - уступ.

На фиг.1 представлена схема устройства, реализующего предлагаемый способ формирования реактивной силы по п.1 формулы. На фиг.1 показано, что в устройстве, реализующем предлагаемый способ формирования реактивной силы по п.1 формулы, ядро 5 потока газа - топливо-воздушной смеси поступает на вход 2 камеры 1 сверхзвукового сгорания. Там пристеночный погранслой оттесняется от стенки камеры струями 8 дополнительного потока газа 7, состоящего из генераторного газа и продуктов сгорания топлива с воздухом, приводя к формированию свободного погранслоя 10. При этом струи 6 основного потока газа (воздуха и топлива) 5, оттесненные стенкой камеры 3, проходят сквозь камеру 1 (дозвукового горения), на выходе которой они в виде низкоскоростного потока инжектируются погранслоем 10, верхняя граница которого формирует газодинамический контур расширяющегося сопла Лаваля 12.

На фиг.2 представлена схема устройства, реализующего предлагаемый способ формирования реактивной силы (по п.2, 3, 4 формулы). На фиг.2 показано, что в устройстве, реализующем предлагаемый способ формирования реактивной силы по п. 2, 3, 4 формулы, захват части ядра и/или погранслоя основного потока дополнительным потоком камеры дозвукового горения осуществляют в начале камеры инжекцией и/или вдувом объемов газа основного потока в дополнительный поток камеры дозвукового горения либо захват части ядра и/или погранслоя потока дополнительным потоком осуществляют в начале камеры инжекцией и/или перепуском объемов газа основного потока в дополнительный поток, либо захват части ядра и/или погранслоя потока дополнительным потоком осуществляют в начале камеры перепуском и вдувом объемов газа основного потока в дополнительный поток.

На фиг.3 показано, что в устройстве, реализующем предлагаемый способ формирования реактивной силы по п.5 формулы, захват части ядра и/или погранслоя потока дополнительным потоком осуществляют в конце камеры с помощью выступа. При этом дополнительный поток в центральной камере может быть, как показано на фиг.3, или отсутствовать, когда за торцем центрального тела стоит обычное сопло Лаваля.

На фиг. 4 показано устройство, реализующее предлагаемый способ формирования реактивной силы по п.6 формулы.

На. фиг. 5 показано устройство, реализующее предлагаемый способ формирования реактивной силы по п.7 формулы. При этом камера выполнена n-контурной, где n > 1, с помощью n-1 концентрических продольных границ, разделяющих указанную камеру на внешний и внутренние контуры, при этом в начале камеры в n-й внешний контур направляют ядро потока газа, а в i-й контур, где i < n, направляют поток погранслоя газа со струями топлива и/или захваченной частью (i+1)-го внешнего по отношению к нему контура с последующей инжекцией в конце камеры части потока i-го контура в погранслой (i+1)-го контура.

На фиг. 6, показано, что в устройстве, реализующем предлагаемый способ формирования реактивной силы по п.8 формулы, камеру выполняют в виде последовательно расположенных расширяющегося участка и участка постоянного сечения.

На фиг. 7. показано, что в устройстве, реализующем предлагаемый способ формирования реактивной силы по п.9 формулы, внешняя стенка n-го контура отсутствует, а концентрическую продольную границу, разделяющую указанную камеру на внешний и внутренние сопловые контуры, формируют с помощью свободного отрывного погранслоя 10.

Для устранения недостатков способа-прототипа предложен способ формирования реактивной силы, состоящий в том, что в камеру подают основной поток, состоящий из воздуха, и/или топлива, и/или продуктов его горения, при этом в камере с помощью последовательно размещенных сужающегося и расширяющегося сопловых контуров соответственно Виташинского и Лаваля формируют соответствующий газодинамический контур основного потока на этих соплах, причем геометрию указанного газодинамического контура формируют таким образом, что обеспечивают значение числа Маха указанного потока в конце камеры (в критическом сечении сопла), равное единице, после чего основной поток разгоняют до сверхзвуковой скорости в конце расширяющейся части сопла Лаваля, что совпадает с существенными признаками прототипа.

При этом геометрию сопловых контуров основного потока формируют с помощью дополнительного потока газа, который образуют из продуктов горения топлива и захваченной пространственно отделенной части основного потока.

Кроме того, захват части основного потока дополнительным потоком осуществляют в начале камеры вдувом и/или инжекцией объемов газа основного потока в дополнительный поток.

Кроме того, захват части основного потока дополнительным потоком осуществляют в начале камеры инжекцией и/или перепуском объемов газа основного потока в дополнительный поток.

Кроме того, захват части основного потока дополнительным потоком осуществляют в начале камеры перепуском и вдувом объемов газа основного потока в дополнительный поток.

Кроме того, захват части основного потока дополнительным потоком осуществляют в конце камеры с помощью выступа.

Кроме того, захват части основного потока дополнительным потоком осуществляют в конце камеры с помощью скачка присоединения.

Кроме того, ядро потока газа направляют в начале в n-й, внешний контур n-контурной камеры, разделенной с помощью n-1 концентрических продольных границ на внешний и внутренние контуры, а в i-й контур направляют поток погранслоя газа со струями топлива и/или захваченной частью (i+1)-го внешнего по отношению к нему контура с последующей инжекцией в конце камеры части потока 1-го контура в погранслой (i+1)-го контура, где n > 1, a i < n.

Кроме того, концентрические продольные границы, разделяющие камеру на внешний и внутренние сопловые контуры, формируют с помощью свободного погранслоя, а n-ный контур выполняют без внешней стенки.

Кроме того, основной поток направляют в последовательно расположенные расширяющийся участок и участок постоянного сечения камеры.

Итак, рассмотрим работу устройства, реализующего предлагаемый способ формирования реактивной силы, выполненного по схеме фиг.1. Камерой сгорания основного потока такого устройства служит пространство, заключенное между двумя цилиндрическими поверхностями, образующими внутреннюю 3 и внешнюю 4 стенки камеры 2. В объеме камеры 1 расположен газогенератор 9, создающий струями дополнительного потока генераторного газа 7 с эжектирующей частью основного потока 6 струи 8 дополнительного потока газа 7 в свободном объеме камеры 1, направляемого в камеру 2 основного потока через перепускные сопловые отверстия во внутренней стенке 3, разделяющей камеры 2 и 1 основного и дополнительного потоков.

Работа устройства, реализующего предлагаемый способ, как и в прототипе, основана на том, что в камеру 2 направляют основной поток 5 газа (воздуха с выхода воздухозаборника ЛА, и/или топлива, и/или продуктов его горения с газогенератора 9).

Следует отметить, что каждый из указанных признаков (воздух, топливо, продукты его горения) в отдельности, а также их совокупность используют для достижения одного того же технического результата, способствуя обеспечению необходимых газодинамических характеристик (давления, температуры, массового расхода) рабочего тела. Поскольку достаточно строгого обобщающего термина для обозначения указанных признаков найти не удалось, они представлены в ограничительной части формулы альтернативным образом.

Переднюю часть камеры 2 выполняют расширяющейся плавно или уступом. Через сопловые отверстия во внутренней (цилиндрической) стенке 3 камеры 2 с определенной скоростью под определенным углом направляют струи 8 дополнительного (спутного, перпендикулярного или встречного) потока 7, инжектируемого струями генераторного газа, производимого газогенератором 9. Характеристики (направление и скорость) указанных струй 8 выбирают из условия оптимизации геометрии соплового контура 12, 13 основного потока газа 5. Эти струи 8 создают зону циркуляционного перемешивания продуктов горения, с помощью которой свободный погранслой 10 оттесняется от внутренней стенки 3 камеры 2, образуя конического вида объем, сужающийся по ходу движения основного воздушного потока 5, эквивалентный сужающемуся твердотельному контуру сопла Виташинского. При этом основной воздушный поток 5 "зажимают" между границей указанного свободного погранслоя 10 и внешней стенкой 4 камеры 2. Сужающуюся часть внешней границы погранслоя 13 можно условно назвать соплом Виташинского, которое обычно имеется в известных ВРД.

Таким образом обеспечивают оптимальную геометрию основного воздушного потока 5, необходимую для его сужения, дросселирования и торможения ядра указанного потока до значения числа Маха М=1 в критическом конечном сечении на выходе сопла Виташинского 13. Как известно, это необходимо для создания максимальной реактивной силы при дальнейшем сверхзвуковом разгоне ядра основного газового потока 5 на выходе сопла Лаваля 12. При этом обеспечивается возможность эффективной работы сопла Лаваля 12 и получение требуемой величины тяги ВРД.

Важно отметить, что сопло Виташинского в рассмотренном случае формируется теплогазодинамической структурой дополнительного потока газа, а не жестким твердотельным элементом конструкции, как в известных технических решениях. Положительным свойством такого способа является заметное повышение реактивной силы. Это объясняется тем, что к жесткой сужающейся части камеры - соплу Виташинского в известных устройствах прикладывается тормозящий импульс основного потока, что приводит к потере полезной мощности. В предлагаемом способе этого недостатка нет, поскольку газодинамическая структура не способна передавать силу своего аэродинамического сопротивления на стенку камеры.

Итак, существо предлагаемого способа состоит в том, что геометрию соплового контура основного (реактивного) потока ВРД создают за счет термогазоаэродинамики струй дополнительного (управляющего) потока. При этом указанный дополнительный поток газа может быть сформирован из продуктов горения топлива и путем захвата части основного потока. В последнем случае управляющий поток ответвляется от основного и затем используется для корректировки формы соплового контура основного потока. Как показали исследования, эта процедура требует меньших конструктивных и технологический затрат, обеспечивая экономию материала и средств на реализацию предлагаемого способа.

Дополнительная выгода от использования части основного воздушного потока для формирования оптимальной геометрии реактивной струи состоит в экономии топлива, объем вытеснения которого частично заменяется объемом нагретого воздуха, вводимого из практически неограниченного ресурса воздушного потока.

При этом захват части основного воздушного потока может быть осуществлен его ответвлением от основного потока, например перепуском через некие дренажные отверстия в продольной потоку 5 стенке 3 или стенках многоконтурного варианта способа по п.7 формулы. Ответвление части ядра потока 5 может быть выполнено с помощью других мер: вдува, слива, выступа, расположенного в конце камеры 2. При этом перед указанным выступом 16 (фиг.3) и за ним формируются из объема 8 набегающего потока две зоны рециркуляции, которые при этом оттесняют от стенки ядро потока 5, действуя как сопло Виташинского 13 и часть сопла Лаваля 12 с требуемым сужением и расширением. При этом, чем меньше скорость и больше толщина пристеночного погранслоя ядра потока 5, тем больше высота зон рециркуляции, формирующих сопловой контур. Опыты показывают, что высота такого сопла значительно выше уступа.

Следует отметить, что каждый из указанных признаков (вдув, инжекция, перепуск) в отдельности, а также их совокупность используют для достижения одного и того же технического результата, способствуя обеспечению газодинамических характеристик (давления, температуры, массового расхода) дополнительного потока, необходимых для его оптимального (с точки зрения геометрии формируемых сопловых контуров) воздействия на основной поток. Поскольку достаточно корректного обобщающего термина для обозначения указанных признаков найти не удалось, они представлены в отличительной части зависимых пунктов формулы альтернативным образом.

Ответвление части основного потока 5 для формирования теплогазодинамических контуров Виташинского 13 и Лаваля 12 может быть выполнено также с помощью скачка присоединения 14, расположенного в конце камеры 2 и образованного в результате излома ядра сверхзвукового потока 5 на стыке расширяющегося отсека камеры с камерой постоянного сечения (фиг.4, 6).

При реализации предлагаемого способа для аппаратов большого удлинения камера может быть выполнена многоконтурной (например, двухконтурной или трехконтурной - фиг.5) с помощью концентрических продольных стенок, разделяющих ее на внешний и внутренний контуры, при этом во внешний - самый крайний контур направляют ядро потока газа, а во внутренний направляют дополнительный поток газа, состоящий из части основного потока и/или погранслоя потока и струй топлива, инжектируемого ими через дренажные отверстия в стенке, разделяющей эти контуры. Это особенно целесообразно для двигателей соосной интеграции с ЛА значительной протяженности, у которых перед двигателем имеется толстый пристеночный погранслой с большой поперечной неравномерностью газодинамических параметров (скорости, полного давления и др.). Так, полное давление заторможенного потока погранслоя во внутреннем контуре камеры может иметь величину 4 атм, а во внешнем контуре ядра потока - 25 атм. Поэтому в пределах одного контура воздухозаборника и камеры не удается оптимальным образом реализовать ни торможение, ни энергоподвод при столь разных характеристиках потоков ламинарного подслоя, самого погранслоя и ядра набегающего воздушного потока. Для этого и предлагается послойная обработка подслоя погранслоя в концентрически расположенных пилонных воздухозаборниках внутреннего сжатия и камерах постоянного сечения, но с перепуском. Указанный способ для данного случая представляется оптимальным, наиболее технологичным и экономичным.

Для способа формирования реактивной силы, приложенной к стенкам изобарической расширяющейся камеры вихревого смешения на встречных струях дополнительного потока 8, предложено основную камеру выполнять в виде последовательно расположенных расширяющегося участка и участка постоянного сечения (фиг. 6). Роль расширяющегося участка основной камеры состоит в предельном увеличении рабочего объема камеры для обеспечения максимального теплоподвода и максимальной реактивной силы и, соответственно, для повышения мощности и экономичности ВРД. Роль участка камеры постоянного сечения со сверхзвуковым потоком на выходе состоит в изоляции первой камеры высокого давления от окружающей среды низкого давления. Этим удается повысить результирующую реактивную силу за счет удержания максимального давления (после горла воздухозаборника) вдоль большей части расширяющейся камеры.

Предлагаемый способ формирования реактивной силы с помощью теплогазоаэродинамического соплового контура может быть использован в системе управления полетом сверхзвукового ЛА с большей динамичностью и экономичностью, чем у существующих способов управления, включая известные способы внешнего горения горючих и дожигания генераторного газа. При этом внешний воздушный поток оказывается открыт, т.е. не ограничен каким-либо конструктивным элементом на своей внешней поверхности. При отсутствии внешней стенки контура основного воздушного потока и формировании внешней стенки внутреннего контура с помощью отрывного и свободного "горящего" погранслоя становится возможным формирование вектора боковой реактивной силы благодаря отклонению вектора скорости основного сверхзвукового воздушного потока в ту или иную сторону. При этом отсутствие достаточно жестких и жаропрочных, а следовательно, массивных и инерционных геометрических элементов рулевых конструкций является существенным преимуществом предлагаемого способа.

Далее покажем, что именно благодаря существенным отличиям предлагаемого способа обеспечивается требуемый технический результат.

То, что геометрию сопловых контуров основного потока формируют с помощью дополнительного потока газа, который образуют из продуктов горения топлива и захваченной пространственно отделенной части основного потока, позволяет повысить общую величину реактивной силы. Это становится понятным, если учесть, что сужение и дросселирование основного потока струями газа в отличие от твердотельного сопла не сопровождается торможением камеры и всего ЛА. Таким образом, в предлагаемом способе реализуется существенное (в несколько раз) повышение значения реактивной силы ВРД, причем приложена она уже не к стенкам стального сопла Лаваля, а к стенкам камеры, являющимся в ряде частных случаев способа тыльной стенкой пилонов сжатия воздухозаборника и стенкой соплового блока газогенератора 9.

Кроме того, из-за отсутствия веса предлагаемых сопел улучшаются массогабаритные характеристики всего двигателя. Упрощение конструкции ЛА, уменьшение его массы позволяет, очевидно, снизить стоимость ЛА, повысить его надежность, дальность полета и одновременно маневренность.

Кроме того, всестороннее использование дополнительного потока 7 генераторного газа, например, в виде первоисточника направленных топливо-воздушных струй 8 позволяет активно управлять параметрами и расположением соплового свободного погранслоя 10, обеспечивая при этом эффективное перемешивание и горение горючих газовых потоков с воздушным потоком, позволяет организовать необходимое безотрывное конфузорное течение потока продуктов горения в сужающемся канале, ограниченном свободным погранслоем 10 и внешней стенкой 4 камеры 2. При этом указанный погранслой 10 теплогазодинамических сопел 12, 13 "опирается" на зону рециркуляции и стабилизации горения, созданную за струями 8 дополнительного потока газа 7 или за уступом 16, и низконапорную осевую компоненту части потока 8 (фиг.1, 2) или 7 (фиг.3). Достигаемый при этом технический результат также состоит в экономии горючего, повышении мощности и КПД ВРД, уменьшении его веса и габаритов.

То, что дополнительный поток газа 8 формируют не только из высоконапорных продуктов горения топлива, но и путем "захвата" части основного потока 5 с помощью вдува, слива, перепуска, инжекции и возврата, также позволяет улучшить массогабаритные характеристики. Указанный результат основан на том, что удается снизить расход топлива, соответственно, уменьшить вес двигателя и всего ЛА, поскольку для создания оптимальной геометрии соплового контура основного потока газа максимально используется не загружаемое на ЛА топливо, а воздух окружающей атмосферы.

То, что:
- захват части основного потока дополнительным потоком осуществляют в начале камеры инжекцией и/или вдувом объемов газа основного потока в дополнительный поток;
- захват части основного потока дополнительным потоком осуществляют в начале камеры инжекцией и/или перепуском объемов газа основного потока в дополнительный поток;
- захват части основного потока дополнительным потоком осуществляют в начале камеры перепуском и вдувом объемов газа основного потока в дополнительный поток;
- захват части основного потока дополнительным потоком осуществляют в конце камеры с помощью выступа;
- захват части основного потока дополнительным потоком осуществляют в конце расширяющейся части камеры с помощью скачка присоединения,
также позволяет обеспечить вышеуказанный технический результат, поскольку создает возможность применения технологичных и экономичных технических решений при реализации предлагаемого способа.

То, что ядро потока газа направляют вначале в n-й, внешний контур n-контурной камеры, разделенной с помощью n-1 концентрических продольных границ на внешний и внутренние контуры, а в i-й контур направляют поток погранслоя газа со струями топлива и/или захваченной частью (i+1)-го, внешнего по отношению к нему контура, с последующей инжекцией в конце камеры части потока 1-го контура в погранслой (i+1)-го контура, где n>1, a i<n (фиг.5), также обеспечивает вышеуказанный технический результат, создает возможность применения технологичных и экономичных технических решений при реализации предлагаемого способа в случае соосного кормового расположения n-контурного ГПВРД с гиперзвуковым ЛА большого удлинения.

То, что основной поток направляют в последовательно расположенные расширяющийся участок и участок постоянного сечения камеры, для чего ее выполняют в виде последовательно расположенных расширяющегося участка и участка постоянного сечения, позволяет обеспечить функции дожигания, выравнивания поля скоростей и увеличения их значений, а также создать газодинамический изолятор (затвор) для камеры 2 от внешней среды низкого давления. Это, очевидно, также повышает эффективность и стабильность работы ВРД и улучшает его тяговые характеристики.

Кроме того, взаимное концентричное расположение осесимметричных камер 2 и 1 основного и дополнительного потоков газа обеспечивает максимальную надежность стабилизации и полноту горения, повышая устойчивость работы ВРД, его КПД.

То, что концентрические продольные границы, разделяющие камеру на внешний и внутренние сопловые контуры, формируют с помощью свободного погранслоя, а n-й контур выполняют без внешней стенки, позволяет сформировать более динамичный, эффективный и более экономичный вектор боковой реактивной силы.

При этом, очевидно, повышаются динамичность, маневренность и надежность сверхзвукового ЛА (СЛА), снижаются его весогабаритные показатели и увеличивается КПД. Динамика СЛА улучшается с учетом одновременно нескольких причин:
- отказа от массивных и, следовательно, инерционных элементов рулевого управления;
- уменьшения веса конструкции всей системы стабилизации и управления СЛА, т. к. ряд его массивных конструктивных элементов заменен "невесомыми" логическими и силовыми исполнительными струями дополнительного потока газа;
- уменьшения веса загружаемого на СЛА топлива.

Таким образом обеспечивается возможность использовать полученный эффект для одновременного улучшения габаритных, маневренных и мощностных характеристик ВРД.

Таким образом, показано, что требуемый технический результат действительно достигается за счет существенных отличий предлагаемой установки.

Проведенные эксперименты показали реализуемость предлагаемого изобретения.

Формула изобретения

1. Способ формирования реактивной силы, состоящий в том, что в камеру подают основной поток, состоящий из воздуха, и/или топлива, и/или продуктов его горения, при этом в камере с помощью последовательно размещенных сужающегося и расширяющегося сопловых контуров, соответственно Виташинского и Лаваля, формируют соответствующий газодинамический контур основного потока на этих соплах, причем геометрию указанного газодинамического контура формируют таким образом, что обеспечивают значение числа Маха указанного потока в конце камеры (в критическом сечении сопла), равное единице, после чего основной поток разгоняют до сверхзвуковой скорости в конце расширяющейся части сопла Лаваля, отличающийся тем, что геометрию сопловых контуров основного потока формируют с помощью дополнительного потока газа, который образуют из продуктов горения топлива и захваченной пространственно отделенной части основного потока.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что захват части основного потока дополнительным потоком осуществляют в начале камеры вдувом и/или инжекцией объемов газа основного потока в дополнительный поток.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что захват части основного потока дополнительным потоком осуществляют в начале камеры инжекцией и/или перепуском объемов газа основного потока в дополнительный поток.

4. Способ по п.1, отличающийся тем, что захват части основного потока дополнительным потоком осуществляют в начале камеры перепуском и вдувом объемов газа основного потока в дополнительный поток.

5. Способ по п.1, отличающийся тем, что захват части основного потока дополнительным потоком осуществляют в конце камеры с помощью выступа.

6. Способ по п.1, отличающийся тем, что захват части основного потока дополнительным потоком осуществляют в конце камеры с помощью скачка присоединения.

7. Способ по п.1, отличающийся тем, что ядро основного потока газа направляют вначале в n-ный, внешний контур n-контурной камеры, разделенной с помощью n-1 концентрических продольных границ на внешний и внутренний контуры, а в i-й контур направляют поток погранслоя газа со струями топлива и/или захваченной частью (i+1)-го, внешнего по отношению к нему контура, с последующей инжекцией в конце камеры части потока i-го контура в погранслой (i+1)-го контура, где n>1, a i<n.

9. Способ по п.1, отличающийся тем, что основной поток направляют в последовательно расположенные расширяющийся участок и участок постоянного сечения камеры.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7